Система топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата

Система топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата

Реферат

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности, к системам топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата. Система топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит гидравлически соединенные своими входами с гидроприводным насосом расходного бака летательного аппарата двигательный центробежный насос и установленный на его валу перед ним дополнительный шнековый насос, гидравлически связанный с насосами топливных баков летательного аппарата, причем вход этой связи в виде трубопровода размещен над наружной поверхностью шнекового колеса в зоне его выходного участка. Двигательный центробежный насос связан с двигателем через гидродинамический преобразователь крутящего момента, который своим валом кинематически связан с валом двигателя и с валом двигательного центробежного насоса и имеет регулирующий орган - силовой сервопоршень, связанный с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания, причем внутренняя полость гидродинамического преобразователя соединена с входом и выходом двигательного центробежного насоса. Напорная полость двигательного центробежного насоса соединена с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания и с регулятором подачи топлива на форсунки форсажной камеры сгорания. Изобретение позволяет снизить подогревы топлива в системах топливоподачи турбореактивного двигателя и в топливных баках летательного аппарата, тем самым повышая надежность работы системы, а также уменьшая тепловую заметность летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности, к системам топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата.

Известна система топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая гидравлически соединенные своими входами с гидроприводным насосом расходного бака летательного аппарата двигательный центробежный насос, связанный своим валом с валом двигателя и сообщенный своей напорной полостью с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания, и установленный на валу двигательного ценробежного насоса дополнительный насос, гидравлически связанный выходом с соплами гидропривода насоса расходного бака летательного аппарата [1].

В данной системе топливопитание двигателей осуществляется баковыми турбонасосами подкачки и перекачки, вход в турбины которых соединен с приводимым от двигателя насосом, в котором тепловыделение не меняется с изменением расхода топлива, потребляемого двигателем, а зависит лишь от частоты вращения его ротора. В результате чего при незначительном падении расходов топлива на двигатель и малом изменении частоты вращения ротора в полете могут возникать большие подогревы топлива как в топливных баках, так и в системе топливоподачи в двигатель, что приводит к повышению массовых характеристик системы топливоподачи и к снижению надежности ее работы.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является снижение подогревов топлива в системах топливоподачи турбореактивного двигателя и в топливных баках летательного аппарата, позволяющее повысить ресурс конструктивных элементов этой системы и тем самым повысить надежность ее работы, а также позволяющее снизить тепловое излучение от элементов системы топливоподачи двигателя и баков летательного аппарата, уменьшая тем самым тепловую заметность летательного аппарата.

Задача решается тем, что в системе топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащей гидравлически соединенные своими входами с гидроприводным насосом расходного бака летательного аппарата двигательный центробежный насос, связанный своим валом с валом двигателя и сообщенный своей напорной полостью с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания, и установленный на валу двигательного ценробежного насоса дополнительный насос, гидравлически связанный с соплами гидропривода насоса расходного бака летательного аппарата, дополнительный насос выполнен шнековым и установлен перед двигательным центробежным насосом, вход его гидравлической связи с соплами гидропривода насоса расходного бака размещен над наружной поверхностью шнекового колеса в зоне его выходного участка, а сам двигательный центробежный насос связан с двигателем через гидродинамический преобразователь крутящего момента с входным и выходным валами, кинематически связанными соответственно с валом двигателя и с валом двигательного центробежного насоса, и с регулирующим органом, связанным с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания, причем внутренняя полость гидродинамического преобразователя соединена с входом и выходом двигательного центробежного насоса, при этом напорная полость двигательного центробежного насоса соединена и с регулятором подачи топлива на форсунки форсажной камеры сгорания.

Кроме того, в системе дополнительный насос может быть гидравлически связан с гидроприводными насосами в баках перекачки топлива летательного аппарата, причем вход этой гидравлической связи совмещен с входом гидравлической связи дополнительного насоса с соплами гидропривода насоса расходного бака.

Вход двигательного центробежного насоса может быть также соединен с внутренней полостью гидропреобразователя посредством каналов, выполненных в выходном валу гидропреобразователя.

Система также может содержать радиатор топливного охлаждения, при этом вход в радиатор топливного охлаждения может быть гидравлически связан с выходным участком шнекового насоса, причем вход этой гидравлической связи размещен над наружной поверхностью шнекового колеса, а выход радиатора топливного охлаждения может быть соединен с входом двигательного центробежного насоса посредством каналов, выполненных в валу этого насоса.

В заявленной системе топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата элементы двигательной топливной системы подачи с топливорегулирующей аппаратурой, включающей регуляторы подачи топлива в основной и форсажный контур двигателя, элементы топливной системы летательного аппарата, состоящей из систем подкачки топлива из расходного бака и систем перекачки топлива из баков, и элементы топливных радиаторных систем охлаждения объединены в единую интегральную систему, управляемую регулятором подачи топлива в основной контур двигателя в соответствии с алгоритмом управления турбореактивного двигателя, что позволяет обеспечить комплексное оптимальное согласование мощностных и напорных характеристик топливных насосных агрегатов этих систем на различных режимах работы двигателя.

Установка перед двигательным центробежным насосом шнекового колеса с размещенным в зоне его выходного участка над наружной поверхностью входом его гидравлической связи с соплами гидропривода насоса расходного бака позволяет производить отбор топлива под давлением, создаваемым шнековым колесом, пропорциональным по величине расходу топлива на двигателе, таким образом осуществляя подачу топлива из расходного бака к центробежному насосу с одновременной перекачкой топлива из бака перекачки в расходный бак в зависимости от величины расхода топлива на двигатель. С уменьшением расхода топлива на двигателе уменьшается перекачка и подкачка топлива из бака в бак, в результате чего происходит снижение тепловыделения в топливных баках.

Установка центробежного насоса на выходном валу гидродинамического преобразователя, входной вал которого кинематически связан с валом двигателя, и имеющего регулирующий орган, связанный с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания, обеспечивает на каждом требуемом режиме работы двигателя подачу топлива на вход двигательного центробежного насоса с минимальным избытком по давлению относительно давления топлива, потребляемого двигателем, что обеспечивает снижение подогрева топлива в системе.

Связь напорной полости двигательного центробежного насоса с регуляторами подачи топлива на форсунки основной и форсажной камер сгорания обеспечивает повышение располагаемого перепада давления форсажного топлива при снижении его подогрева на режимах высотного форсажа. Кроме того, при работе двигателя с отключенным форсажем обеспечивается одинаковая величина давления топлива на входе в каждый из этих регуляторов, в результате чего ускоряется время перехода двигателя на форсажный режим работы.

Наличие гидравлической связи дополнительного насоса с гидроприводными насосами в баках перекачки топлива летательного аппарата и размещение входа этой связи совместно со входом гидравлической связи дополнительного насоса с гидроприводным насосом расходного бака летательного аппарата позволяет согласовать темпы выработки топлива из баков перекачки с темпами подачи топлива на двигатель из расходного бака. Такой характер работы обеспечивает весьма слабые изменения положения центра тяжести летательного аппарата при выработке топлива в полете.

Наличие в системе радиатора топливного охлаждения, выход которого соединен с входом двигательного центробежного насоса, а вход связан с выходным участком дополнительного насоса, обеспечивает транспортировку основного количества горячих сливов из радиаторов топливного охлаждения на вход в центробежный насос и далее на форсунки основной камеры сгорания двигателя, исключая попадание горячих сливов топлива в топливные баки на большинстве режимов работы двигателя. Связь входа двигательного центробежного насоса с внутренней полостью гидропреобразователя посредством каналов, выполненных в выходном валу гидропреобразователя, позволяет транспортировать топливо, нагреваемое гидравлическими потерями энергии в конструктивных элементах гидропреобразователя, на вход в двигательный центробежный насос и далее на форсунки основной камеры сгорания двигателя.

На фиг. 1 представлена система топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата; на фиг.2 представлены особенности выполнения центробежного и дополнительного насосов.

Система топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит установленные на летательном аппарате топливный расходный бак 1 системы подкачки топлива и баки 2 системы перекачки топлива в расходный бак 1, в которых установлены гидроприводный насосы 3 и 4. В качестве гидроприводных насосов преимущественно используются гидротурбонасосы, но в ряде случаев могут быть установлены, например, струйные насосы.

Гидротурбонасос 3 в баке 1 посредством трубопровода 5 имеет гидравлическую связь с центробежным насосом 6 второй ступени подкачки топлива, кинематически связанным через механическую шестеренчатую передачу 7 с ротором 8 турбореактивного двигателя. Выход из насоса 6 гидравлически связан посредством трубопровода 10 с фильтром 11 очистки топлива с входом в дополнительный насос 12, выполненный шнековым. Насос 12 размещен на валу 13 двигательного центробежного насоса 14, который, в свою очередь, установлен на валу 15 турбины 16 гидропреобразователя 17 крутящего момента. Насосное колесо 18 гидропреобразователя 17 через механическую шестеренчатую передачу 7 связано с ротором 8. Во внутренней полости гидропреобразователя 17, а именно в круге циркуляции 19, установлены поворотные лопатки 20, которые объединены регулирующим органом гидропреобразователя 17 - силовым сервопоршнем 21, подключенным линиями связи 22 к регулятору 23 подачи топлива 23 на форсунки 24 основной камеры сгорания двигателя.

Круг циркуляции 19 соединен каналами 25, выполненными в выходном валу 15 гидропреобразователя 17, с входом 26 центробежного насоса 14.

Вход 26 насоса 14 каналами 27, выполненными в валу 13 насоса 14, связан также с выходом гидравлической связи 28 из радиаторов 29, 30 топливного охлаждения гидрожидкости системы охлаждения и масла приводов-генераторов системы электроснабжения летательного аппарата. Радиальный зазор 31 между валом 13 и наружным диаметром гидравлической связи 28 выполняется минимальным.

Дополнительный насос 12 имеет в своем корпусе 32 полость 33, расположенную в зоне его выходного участка над наружной поверхностью его шнекового колеса. В полости 33 размещен вход гидравлической связи в виде трубопровода 34 с турбинами гидротурбонасосов 3, 4 в баках 1, 2. Выход из центробежного насоса 14 трубопроводом 35 подключен к регулятору 23 подачи топлива на форсунки 24 основной камеры сгорания и к регулятору 36 подачи топлива на форсунки 37 форсажной камеры сгорания двигателя 9. Перед форсунками 24 и 37 основной и форсажной камер сгорания установлены датчики измерения расхода топлива 38, 39.

Выход из центробежного насоса 14 каналом 40 связан с кругом циркуляции 19 гидропреобразователя 17.

Система работает следующим образом.

От ротора 8 турбореактивного двигателя 9 через механическую шестеренчатую передачу 7 приводится во вращение насосное колесо 18 гидропреобразователя 17, в котором крутящий момент, подводимый от ротора 8, преобразуется в кинетическую и потенциальную энергию потока топлива, заполняющего круг циркуляции 19. Топливо за колесом 18 поступает на лопатки турбины 16 гидропреобразователя 17, где энергия потока топлива преобразуется в механическую работу на валу 15 турбины 14, приводя во вращение установленные на этом валу центробежное колесо насоса 14 и шнековое колесо насоса 12. Топливо под давлением, создаваемым шнековым колесом насоса 12, по наружной поверхности этого колеса поступает на вход гидравлической связи 34 с соплами турбин баковых турбонасосов 3, 4. Это давление срабатывается на турбинах насосов 3, 4, приводя их в действие и осуществляя подачу топлива из бака 1 к насосу 6 и далее к насосу 12 с одновременной перекачкой топлива из бака 2 в бак 1 и из бака 3 в бак 2.

По трубопроводу 35 колесо насоса 14 подает под давлением топливо на вход в регулятор 23 подачи топлива на форсунки 24 основной камеры сгорания и на вход в регулятор 36 подачи топлива на форсунки 37 форсажной камеры сгорания.

При работе двигателя 9 с отключенным форсажем давление перед регулятором 36 имеет одинаковую величину с давлением топлива на регулятор 23, в результате чего ускоряется время перехода двигателя на форсажный режим работы с улучшением летных характеристик летательного аппарата в полете при маневрировании.

При изменении режимов работы двигателя 9 по линиям связи 22 регулятор 23 подачи топлива одновременно производит управление силовым сервопоршнем 21, который обеспечивает поворот лопаток 20 в определенное положение, в результате чего мощность турбины 16 гидропреобразователя 17 изменяется. Это влечет к изменению частоты вращения центробежного насоса 14 и шнекового насоса 12, что одновременно с расходом топлива на форсунки 24 основной камеры сгорания изменяет давление, создаваемое насосами 14 и 12, а также темпы подкачки и выработки топлива из баков 1, 2.

При полностью открытых лопатках 20 насосы 14 и 12 создают максимальное давление и обеспечивают наибольшие темпы выработки топлива из баков летательного аппарата.

Транспортирование топлива, нагреваемого гидравлическими потерями энергии в круге циркуляции 19 за счет работы насосного колеса 18 турбины 16 гидропреобразователя 17, происходит на вход в центробежное колесо 14 по каналам 25 внутри вала 15 и далее направляется регуляторами 23 и 36 на форсунки 24 и 37.

Для запуска двигателя 9 в предлагаемой схеме может быть предусмотрена установка электроприводного насоса 41 объемного типа, в частности шестеренного с клапаном перепуска 42. Шестеренный насос 41 посредством трубопроводов 42 через обратные клапана 44, 45 соединен с выходом из центробежного насоса 14. Установка насоса 41 позволяет на малых частотах вращения ротора 8 создавать высокое давление топлива на входе в регулятор подачи 23, хороший розжиг топлива в камере сгорания при запуске, обеспечивая этим сокращение времени запуска двигателя. Запитка насоса 41 производится от аккамуляторов бортовой энергосистемы постоянного тока летательного аппарата.

Предлагаемая схема работы топливной системы позволяет произвести существенное снижение подогрева топлива как в баках, так и на входе в центробежный насос 14 на наиболее теплонапряженных режимах полета летательного аппарата, особенно на режимах длительного крейсерского полета и на режимах высотного малого газа двигателя. Так на крейсерских режимах, когда расход топлива, потребляемый турбореактивным двигателем, снижается до 3-5%, частота вращения ротора падает всего лишь до 85-90% от номинальных значений, регулятор 23 подачи топлива в основной контур позволяет снизить давление топлива на его входе в 4-5 раз, что с одновременным воздействием на силовой сервопоршень 21 за счет поворота лопаток 20 приводит к резкому падению частоты вращения центробежного насоса 14 и шнекового насоса 12, уменьшая при этом тепловыделение в топливо по кубической зависимости от изменения частоты вращения. Хотя КПД гидропреобразователя 17 на этих режимах падает, суммарные потери мощности в насосах топливоподачи и в баковых насосах сокращаются в несколько раз, существенно уменьшая подогревы топлива.

Одной из преимущественных особенностей предлагаемой системы является также обеспечение на большинстве режимах работы двигателя транспортировку основного количества горячих сливов из радиаторов топливного охлаждения на вход в центробежный насос 14 и далее на форсунки 24 основной камеры сгорания с гарантированным снижением возможности попадания горячих сливов топлива в топливные баки, поскольку утечки горячего топлива по зазорам 31 крайне малы. Перепад давления между входом и выходом радиатора топливного охлаждения, необходимый для прокачки топлива, возникает за счет работы шнекового колеса насоса 12, на наружной поверхности которого создается давление, намного превышающее давление потока вблизи вала 13.

Еще одна преимущественная особенность заключается в следующем.

При работе системы одновременно с изменением расхода топлива, потребляемого двигателем, происходит одинаковое изменение давления топлива перед соплами турбин гидроприводных насосов 3, 4, в результате чего темпы выработки топлива из баков 2 перекачки сохраняются согласованными с темпами подачи топлива на двигатель из бака 1. Такой характер работы обеспечивает весьма слабые изменения положения центра тяжести летательного аппарата при выработке топлива в полете. Обычно в топливных системах для малого изменения положения центра тяжести в полете системой центровки летательного аппарата производится регулярное, с определенной продолжительностью включение и выключение насосов в баках перекачки, что вызывает необходимость создания парирующих аэродинамических моментов с помощью стабилизаторов хвостового оперения летательного аппарата, ухудшающих аэродинамическое качество аппарата в полете. Предлагаемая система позволяет снизить величины этих парирующих моментов, в результате чего достигаются лучшие летные характеристики летательного аппарата и его дальность полета.

Источники информации 1. Авторское свидетельство СССР 183606, МПК 6 В 64 D 37/00, 1966 г.

Формула изобретения

1. Система топливоподачи турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая гидравлически соединенные своими входами с гидроприводным насосом расходного бака летательного аппарата двигательный центробежный насос, связанный своим валом с валом двигателя и сообщенный своей напорной полостью с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания, и установленный на валу двигательного ценробежного насоса дополнительный насос, гидравлически связанный с соплами гидропривода насоса расходного бака летательного аппарата, отличающаяся тем, что дополнительный насос выполнен шнековым и установлен перед двигательным центробежным насосом, вход его гидравлической связи с соплами гидропривода насоса расходного бака размещен над наружной поверхностью шнекового колеса в зоне его выходного участка, а сам двигательный центробежный насос связан с двигателем через гидродинамический преобразователь крутящего момента с входным и выходным валами, кинематически связанными соответственно с валом двигателя и с валом двигательного центробежного насоса, и с регулирующим органом, связанным с регулятором подачи топлива на форсунки основной камеры сгорания, причем внутренняя полость гидродинамического преобразователя соединена с входом и выходом двигательного центробежного насоса, при этом напорная полость двигательного центробежного насоса соединена и с регулятором подачи топлива на форсунки форсажной камеры сгорания.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что дополнительный насос гидравлически связан с гидроприводными насосами в баках перекачки топлива летательного аппарата, причем вход этой гидравлической связи совмещен со входом гидравлической связи дополнительного насоса с соплами гидропривода насоса расходного бака.

3. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что вход двигательного центробежного насоса соединен с внутренней полостью гидропреобразователя посредством каналов, выполненных в выходном валу гидропреобразователя.

4. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что она содержит радиатор топливного охлаждения.

5. Система по любому из пп. 1-4, отличающаяся тем, что вход в радиатор топливного охлаждения гидравлически связан с выходным участком шнекового насоса, причем вход этой гидравлической связи размещен над наружной поверхностью шнекового колеса.

6. Система по любому из пп. 1-4, отличающаяся тем, что выход радиатора топливного охлаждения соединен с входом двигательного центробежного насоса посредством каналов, выполненных в валу этого насоса.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2